一种航空发动机整流支板的热气防冰结构制造技术

本发明专利技术公开了一种航空发动机整流支板的热气防冰结构，包括防冰部件；防冰部件沿上端面中部开有热气进口，并沿整流支板展向等截面延伸至防冰部件下端，形成热气腔；防冰部件沿下端面开有第三热气出口；防冰部件内部前端设有支板前腔，热气腔内的热气流通过上排细小通道沿切向射入支板前腔，并经由下排细小通道流入后端集气腔内；上排细小通道是沿整流支板展向均匀间隔排列的通道集合，下排细小通道与上排细小通道按照顺序或交错的排列方式对应排布；集气腔中部沿竖直方向设置有多段分流板，且在分流板后段壁面开有若干出气孔；支板前腔沿整流支板展向由上端面延伸至下端面，上端面形成第一热气出口，下端面形成第二热气出口。下端面形成第二热气出口。下端面形成第二热气出口。

【技术实现步骤摘要】
一种航空发动机整流支板的热气防冰结构


[0001]本专利技术涉及航空发动机防冰
，主要涉及一种航空发动机整流支板的热气防冰结构。

技术介绍

[0002]飞机在低温、潮湿以及含有过冷水滴的气象条件下飞行时，飞机发动机前端进气部件将发生结冰现象，其中整流支板更易于结冰。积冰将引起发动机进气量减小、推力下降、发动机进气品质下降，同时积冰脱落导致发动机损伤甚至损毁。结冰将严重影响飞机飞行的安全性，因此需要安全可靠的防冰系统。
[0003]发动机整流支板防冰主要采用热气防冰系统，防冰热气来自发动机高压级，引气量的大小将严重影响发动的推力性能。随着飞机发动机推重比的提高，对压气机的引起提出更严苛的要求，要求在更小引气量的前提下达到防冰要求。因此需要提高热气防冰系统的换热效率，进而对防冰结构进行精细化的设计。
[0004]目前，防冰结构主要为射流冲击
‑
气膜复合式换热结构，其具有较好的换热效果，但对于发动机前端承力部件以及展向跨度大，厚度小的防冰部件，前缘壁面气膜孔结构将导致防冰部件的强度不足。其次，由于展向跨度大，上端和下端热气温度及流量差异性较大，将导致支板上、下端表面温度差异性大，因此需要对防冰结构进行更深入的设计，在满足防冰要求的前提下，同时兼顾部件强度、防护均匀性等问题。
[0005]目前随着制造技术的发展，3D打印技术逐渐完善，这也为精细化的防冰结构的设计和加工提供新的支撑。

技术实现思路

[0006]专利技术目的：针对上述
技术介绍
中存在的问题，本专利技术提供了一种航空发动机整流支板的热气防冰结构，能够在低用气量条件下，具有较好的防冰效果，同时兼顾整流支板的强度问题，提高支板上、下端表面温度均匀化，最终实现精细化防冰的效果。
[0007]技术方案：为实现上述目的，本专利技术采用的技术方案为：
[0008]一种航空发动机整流支板的热气防冰结构，包括防冰部件；所述防冰部件沿上端面中部开有热气进口，并沿整流支板展向等截面延伸至防冰部件下端，形成热气腔；防冰部件沿下端面开有第三热气出口；所述防冰部件内部前端设有支板前腔，热气腔内的热气流通过上排细小通道沿切向射入支板前腔，并经由下排细小通道流入后端集气腔内；所述集气腔中部沿竖直方向设置有多段分流板，且在分流板后段壁面开有若干出气孔；所述支板前腔沿整流支板展向由上端面延伸至下端面，上端面形成第一热气出口，下端面形成第二热气出口。
[0009]进一步地，所述防冰部件下端面第三热气出口截面面积小于热气进口截面面积；所述第一热气出口和第二热气出口前段截面形状与支板前腔截面形状相同，第一热气出口截面面积小于第二热气出口。
[0010]进一步地，所述上排细小通道和下排细小通道均为沿展向均匀间隔排列的换热通道，且上、下两排细小通道相对应顺序或交错排列。
[0011]进一步地，所述上排细小通道和下排细小通道的高度a取值范围为0.5～1.5mm。
[0012]进一步地，所述集气腔中部各分流板间隔通道d取值范围为2～5mm，且分流板上下两端与集气腔壁间均留有间距。
[0013]进一步地，所述出气孔面法向与防冰部件弦长的夹角取值范围为30
°
～90
°
，各出气孔间距f取值范围为10～20mm。
[0014]进一步地，所述出气孔采用单侧开孔或双侧开孔方式中的任一种；所述出气孔形状采用圆形或矩形。
[0015]进一步地，所述防冰部件通过3D打印一体成型，打印材料选用钛合金粉末。
[0016]有益效果：
[0017](1)、本专利技术提供的航空发动机整流支板热气防冰结构在前端防冰区域表面无气膜狭缝、孔等结构，同时外壁面厚度限制为不小于1mm，相比于其他气膜换热结构，本专利技术结构强度得到有效保证。
[0018](2)、本专利技术通过设计上下两排细小通道，内部热流具有流速高，对流换热能力强的特点，同时支板前缘采用切向冲击换热形式，气流沿内壁面喷射，速度衰减缓慢，在前缘壁面上形成较大的高速区域，具有较好的换热性能，相比于其他通道换热结构，本专利技术热气利用效率高，在较低引气量的前提下，仍具有较好的防冰效果。
[0019](3)、本专利技术设计了若干分流板，通过布置一定数量、不同间距、不同长度的分流板，能较好的调节支板上、下端细小各通道的热气流量，从而在一定程度上缓解整流支板上、下端防冰的差异性。
[0020](4)、本专利技术在集气腔后段设置了若干出气孔，通过控制出气孔面法向与防冰结构弦长的夹角，将出气孔流出的仍具备一定温度的气流幅散至支板后部表面及后部可调支板进行热防护。
[0021](5)、本专利技术提供的热气防冰结构通过3D打印技术一体成型，在保证结构强度的情况下，进一步提升航空发动机的安全性。
附图说明
[0022]图1是本专利技术提供的热气防冰结构示意图；
[0023]图2a是本专利技术提供的热气防冰结构俯视图；
[0024]图2b是本专利技术提供的热气防冰结构仰视图；
[0025]图3a是图2a中剖视图A
‑
A；
[0026]图3b是图2a中剖视图B
‑
B；
[0027]图3c是图2b中剖视图C
‑
C；
[0028]图4是图3b中剖视图D
‑
D；
[0029]图5是本专利技术提供的热气防冰三维结构局部剖视放大图及三维流动示意图。
[0030]附图标记说明
[0031]1‑
防冰部件；2
‑
热气进口；31
‑
第一热气出口；32
‑
第二热气出口；33
‑
第三热气出口；4
‑
出气孔；5
‑
热气腔；61
‑
上排细小通道；62
‑
下排细小通道；7
‑
支板前腔；8
‑
分流板；9
‑
集
气腔。
具体实施方式
[0032]下面结合附图对本专利技术作更进一步的说明。显然，所描述的实施例是本专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术保护的范围。
[0033]如图1所示，本专利技术设计了一种用于航空发动机整流支板的热气防冰结构，主体为防冰部件1，防冰部件1通过3D打印方法一体成型，采用钛合金粉末作为打印材料。沿上端面中部开有热气进口2。需要说明的是，本实施例中以热气进口端为上端，另一端为下端。具体如图2a
‑
2b所示。热气进口2沿整流支板展向等截面延伸至下端面，在下端面处采用部分贯通的方式，形成如图2b所示的第三热气出口33，第三热气出口33截面与热气进口2部分相同，但截面面积小于热气进口2。通过热气进口2等截面延伸形成的中空腔室即为热气腔5。
[0034]如图2a
‑
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【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机整流支板的热气防冰结构，其特征在于，包括防冰部件；所述防冰部件沿上端面中部开有热气进口，并沿整流支板展向等截面延伸至防冰部件下端，形成热气腔；防冰部件沿下端面开有第三热气出口；所述防冰部件内部前端设有支板前腔，热气腔内的热气流通过上排细小通道沿切向射入支板前腔，并经由下排细小通道流入后端集气腔内；所述集气腔中部沿竖直方向设置有多段分流板，且在分流板后段壁面开有若干出气孔；所述支板前腔沿整流支板展向由上端面延伸至下端面，上端面形成第一热气出口，下端面形成第二热气出口。2.根据权利要求1所述的一种航空发动机整流支板的热气防冰结构，其特征在于，所述防冰部件下端面第三热气出口截面面积小于热气进口截面面积；所述第一热气出口和第二热气出口前段截面形状与支板前腔截面形状相同，第一热气出口截面面积小于第二热气出口。3.根据权利要求1所述的一种航空发动机整流支板的热气防冰结构，其特征在于所述上排细小通道和下排细小通道均为沿展向均匀间隔排列的换热通道，且上、下两排细小通道相对应顺序或交错排列。4.根据权利要求3所述的一种航空发动机整流...

【专利技术属性】
技术研发人员：连文磊，陈小明，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：